JP2021510651A

JP2021510651A - Integrated drain mast structure

Info

Publication number: JP2021510651A
Application number: JP2020547050A
Authority: JP
Inventors: パーカー，マシュー; ミストリー，シェイレッシュ; ポサート，エリック
Original assignee: シニアアイピージーエムビーエイチ
Priority date: 2018-03-09
Filing date: 2019-01-09
Publication date: 2021-04-30
Anticipated expiration: 2039-01-09
Also published as: EP3762291B1; CA3088746C; WO2019170302A1; RU2767646C1; EP3762291A1; CA3088746A1; CN111788116B; JP6905642B2; CN111788116A; BR112020014976A2; KR20200106081A; KR102342428B1; US20190276131A1; US10717514B2

Abstract

タービンエンジンや胴体などの航空機コンポーネントから発生する流体を排出する際に使用する一体化ドレインマスト構造であり、かかるコンポーネントからの液体漏出の検出を容易にする。自立式チューブセクションは、一般に整列した複数の流体経路を含み、各流体経路は周壁を含み、その少なくとも一部は別の整列した隣接する流体経路の少なくとも一部を共有し、当該自立式チューブセクションは１または複数の航空機コンポーネントと接続される。空気力学的フェアリングは、チューブセクションのそれぞれの流体経路に接続され、複数のフェアリング流体経路を含み、それぞれの流体排出口を有する。チューブセクションおよびフェアリングセクションは、単一の一体化構造を備える。【選択図】図２An integrated drain mast structure used to drain fluid generated from aircraft components such as turbine engines and fuselage, facilitating detection of liquid leaks from such components. A free-standing tube section generally comprises a plurality of aligned fluid paths, each of which includes a peripheral wall, at least a portion of which shares at least a portion of another aligned adjacent fluid path, and the self-supporting tube section. Is connected to one or more aircraft components. The aerodynamic fairing is connected to each fluid path in the tube section, includes multiple fairing fluid paths, and has a respective fluid outlet. The tube section and fairing section have a single integrated structure. [Selection diagram] Fig. 2

Description

本発明は、航空機で使用されるガスタービンエンジンを含む、航空機における液体が排出されるコンポーネント（構成部品）に関する。ガスタービンエンジンの場合、様々なガスタービンエンジンのコンポーネントから生じる液体を排出するため、および、これらのコンポーネントからの液体の漏出の検出を容易にするために、一体化ドレインマスト構造が使用される。ドレインマスト構造は、航空機の胴体と関連して使用されることも可能であり、液体排出と共に、それらの液体の特性の検出および識別を容易にする。 The present invention relates to components that discharge liquids in an aircraft, including gas turbine engines used in the aircraft. For gas turbine engines, an integrated drain mast structure is used to drain liquids from various gas turbine engine components and to facilitate detection of liquid leaks from these components. The drain mast structure can also be used in connection with the fuselage of an aircraft, facilitating the detection and identification of the properties of those liquids as well as the discharge of the liquids.

最新の航空機に使用されるガスタービンエンジンは、安全な飛行に適切な操作および信頼性が不可欠な複雑な機器である。最新のガスタービンエンジンは、重要なコンポーネントを組み込んでおり、それらは大抵、液体を生成／運搬／消費、および／または含有する。例えば、燃料ポンプや油圧ポンプといったコンポーネントは、ジェット燃料や油圧油の流れをそれぞれ分配および制御し、オイルタンクなどのコンポーネントは液体を格納し、始動モータ、変速装置、アクチュエータ、圧縮機、発電機などのコンポーネントは、潤滑油の供給を必要とする。これらすべての液体は、各コンポーネントまたは貯蔵容器から漏出またはオーバーフローする可能性がある。 Gas turbine engines used in modern aircraft are complex equipment where proper operation and reliability are essential for safe flight. Modern gas turbine engines incorporate important components that usually produce / transport / consume and / or contain liquids. For example, components such as fuel pumps and hydraulic pumps distribute and control the flow of jet fuel and hydraulic oil, respectively, components such as oil tanks store liquids, starting motors, transmissions, actuators, compressors, generators, etc. Components require a supply of lubricating oil. All these liquids can leak or overflow from each component or storage container.

タービンエンジンからの液体漏出の検出は、もし何の対策も取られなければ、エンジンコンポーネントが故障している、または近い将来故障する可能性があることを示す場合がある。タービンエンジン内、およびその周囲に漏出する液体を収集して、他の問題を潜在的に隠したり、および／または他の故障を誘発したりする代わりに、液体を排出するための排出部を提供することは、好ましい設計検討である。 Detection of liquid leaks from turbine engines may indicate that engine components have failed or may fail in the near future if no action is taken. Collects liquid leaking into and around the turbine engine to provide a drain for draining the liquid instead of potentially hiding other problems and / or inducing other failures. What to do is a preferred design study.

したがって、通常、航空機のタービンエンジンは、エンジンコンポーネントから漏出またはオーバーフローし得る液体のための排出部を提供するとともに、潜在的なメンテナンスまたは他の重大なエンジン運転状態を示し得る漏出の早期検出を提供するために、特定のエンジンコンポーネントにそれぞれ連結される複数のドレインラインを含んでいる。典型的な先行技術の設計では、個々のドレインラインのそれぞれは、個々のエンジンコンポーネントから、タービンエンジンと並行して、中央の単一の場所へと経由し、エンジンカウルから延びるフェアリング構造に備わった複数の排出口を通って、漏出液体を排出させる。典型的には、各ドレインラインは、ドレインラインの望ましくない動作、摩耗、および／または破損を防ぐために、ブラケットまたは締め具を使用して、エンジンカウル内に位置する支持構造またはマストに固定される。次いで、各流体ドレインラインは、支持構造に結合されたドレインフェアリングアセンブリに、接続金具、また、取付板、ブラケットおよび締め具を使用して接続されている。フェアリングは、エンジンカウルから外側方向に突出し、エンジンカウルに固定されている。 Therefore, aircraft turbine engines typically provide an outlet for liquids that can leak or overflow from engine components, as well as early detection of leaks that can indicate potential maintenance or other critical engine operating conditions. It contains multiple drain lines, each connected to a particular engine component. In a typical prior art design, each of the individual drain lines is provided in a fairing structure that extends from the engine cowl from the individual engine components through a single central location in parallel with the turbine engine. The leaked liquid is discharged through multiple outlets. Typically, each drain line is secured to a support structure or mast located within the engine cowl using brackets or fasteners to prevent unwanted movement, wear, and / or breakage of the drain line. .. Each fluid drain line is then connected to a drain fairing assembly coupled to the support structure using fittings and mounting plates, brackets and fasteners. The fairing protrudes outward from the engine cowl and is fixed to the engine cowl.

一般に、地上要員およびパイロットは、通常の航空機の運用の一部として、飛行の安全性に悪影響を及ぼすであろう明らかな状況を特定するために、航空機の重要部分の目視検査を実施し、多くの場合、それらの実施が必須とされる。多くの重要な航空機コンポーネントのなかで、航空機エンジンのドレインラインのフェアリングアセンブリは、特別な注意が払われるべき対象である。ドレインラインのフェアリングの、飛行前の目視検査は、将来的な壊滅的結果をもたらすエンジン故障につながる、重要コンポーネントの故障または将来的な故障の兆しであり得る、エンジンからの液体漏出を明らかにする。 In general, ground personnel and pilots carry out visual inspections of important parts of the aircraft to identify obvious situations that may adversely affect flight safety as part of normal aircraft operations, often. In the case of, their implementation is mandatory. Of the many important aircraft components, the fairing assembly of the aircraft engine drain line is a subject of special attention. Pre-flight visual inspection of the drainline fairing reveals liquid leaks from the engine, which can be a sign of critical component failure or future failure leading to engine failure with catastrophic future consequences. To do.

例として、飛行前検査により、フェアリングからの液体のドリップ、またはフェアリング上に堆積したドリップの存在が明らかとなり得る。フェアリングに複数のドレイン排出口が備わっていたとしても、場合によっては、どの排出口から１以上の液体漏出があったのかを確認することは難しい場合があり、不可能ではないにせよ、注意が必要なエンジンコンポーネントの特定を困難にする。 As an example, pre-flight inspection may reveal the presence of liquid drip from the fairing, or drip deposited on the fairing. Even if the fairing has multiple drain outlets, it can be difficult, if not impossible, to determine from which outlet one or more liquid leaks. Makes it difficult to identify the required engine components.

同様に、航空機には、エンジンとは別に、液体の検出および特定とともに液体排出を必要とする他のコンポーネントが存在する。当該コンポーネントは、航空機胴体の底部に沿って位置する改良された一体化ドレインマストアセンブリによって、同様に恩恵を受け得る航空機排水管および貯氷箱を含み得る。 Similarly, an aircraft has other components that require liquid discharge as well as liquid detection and identification, apart from the engine. The component may include aircraft drainage pipes and ice bins that may also benefit from an improved integrated drain mast assembly located along the bottom of the aircraft fuselage.

従来技術が、エンジンカウルまたは胴体のどちらからの液体漏出に対応するかにかかわらず、かかる従来技術のドレインアセンブリの不都合な点は、飛行中に該当する構造にかかる振動および外力に耐えるのに十分に安全かつ強固な、完全なドレインラインアセンブリを形成するために、共に組み立てられなければならない多数の個々のコンポーネントを調達、追跡、および在庫管理する必要性と、個々のコンポーネントの集合した（合計の）全重量と、個々のドレインラインを個別に組み立て、経路を決め、支持構造、ブラケット、板、およびフェアリンングに固定するのにかかる時間と、最後に、完成アセンブリを航空機に据え付けるのにかかる時間とを含む。 Regardless of whether the prior art addresses liquid leakage from the engine cowl or fuselage, the disadvantage of such prior art drain assemblies is sufficient to withstand the vibrations and external forces of the relevant structure during flight. The need to procure, track, and inventory a large number of individual components that must be assembled together to form a secure, robust, complete drainline assembly, and a collection of individual components (total). ) Total weight and the time it takes to assemble, route and secure the individual drain lines individually to the support structure, brackets, plates, and fairing, and finally the time it takes to install the finished assembly on the aircraft. And include.

少なくとも先述の内容を鑑みると、本明細書に開示する改良されたドレインマスト構造の明白な必要性が存在する。 There is a clear need for the improved drain mast structure disclosed herein, at least in view of the above.

本発明の一実施形態では、航空機の筐体からの排液のための一体化ドレインマスト構造は、気流内に位置することを目的とした実質的に空気力学的フェアリングと一緒に、航空機内に位置することを目的とした自立式チューブセクションを備える。チューブセクションおよびフェアリングは、単一の一体構造が好ましく、一実施形態では、チューブセクションおよびフェアリングは、単一の一体化した均一な構造を形成するために、付加的に金属で製造されている。 In one embodiment of the invention, the integrated drain mast structure for drainage from the aircraft housing is in the aircraft, with substantially aerodynamic fairings intended to be located in the airflow. It has a free-standing tube section intended to be located in. The tube section and fairing are preferably a single integral structure, and in one embodiment the tube section and fairing are additionally made of metal to form a single integrated uniform structure. There is.

チューブセクションは、チューブセクション上端部からチューブセクション下端部に向かって延在する、一般に整列した複数の流体経路を含み、各流体経路は、自立式チューブセクションを通じて実質的に同一の厚さを有する周囲面を有し、当該周囲面の少なくとも一部は、他の整列した流体経路の少なくとも１つの周囲面の一部を共有している。チューブセクション内の各流体経路の上端部は、１または複数の流体源と、それぞれ流体連結するよう構成されている。自立式チューブセクションの断面積は、かかる断面積を最小化するように、一般に整列した複数の流体経路の合計幅（集合した幅）と実質的に対応していることが好ましい。チューブセクション内の複数の流体経路は、航空機が飛行中に、チューブセクションに付加されうる振動および他の外力に対する、チューブセクションの構造抵抗を増加するように、互いに傾斜し得ることが好ましい。本発明の１つの実施形態では、チューブセクションの振動および他の外力に対する構造抵抗をさらに強化する、凹部すなわち「砂時計（アワーグラス）」形状を創出するために、隣接する、チューブセクションの上端部に向かう流体経路とチューブセクションの下端部に向かう流体経路を分離している周壁が、上記部分の間の領域における、隣接する流体経路を分離する各周壁よりも厚くなっている。 The tube section contains a plurality of generally aligned fluid paths extending from the top of the tube section to the bottom of the tube section, each fluid path surrounding having substantially the same thickness through the free-standing tube section. It has a surface, and at least a part of the peripheral surface shares a part of at least one peripheral surface of another aligned fluid path. The upper end of each fluid path in the tube section is configured to be fluid-connected to one or more fluid sources, respectively. It is preferable that the cross-sectional area of the free-standing tube section substantially corresponds to the total width (aggregated width) of a plurality of generally aligned fluid paths so as to minimize such cross-sectional area. It is preferred that the multiple fluid paths within the tube section can be tilted with each other during flight so as to increase the structural resistance of the tube section to vibrations and other external forces that may be applied to the tube section. In one embodiment of the invention, at the top of the adjacent tube section to create a recess or "hourglass" shape that further enhances the structural resistance of the tube section to vibrations and other external forces. The perimeter wall separating the facilitating fluid path and the fluid path towards the lower end of the tube section is thicker than each perimeter wall separating adjacent fluid paths in the region between the portions.

フェアリングは、複数のフェアリング流体経路を含み、各フェアリング流体経路は、その上端部で、チューブセクションの下端部の各流体経路に接続される。本発明のこの実施形態において、各フェアリング流体経路は、その下端部で、フェアリングセクションに位置する複数の流体排出口の１つに接続される。本発明の一体化ドレインマストの１つの実施形態では、航空機の筐体は、航空機エンジンを包囲する航空機エンジンカウルを備え、自立式チューブセクションは、エンジンカウルによって包囲される領域内に位置している。フェアリングは、エンジンカウルの下方の外側面と実質的に同一平面上に配置されうるフランジを含んでおり、当該フランジはエンジンカウルから外側方向に、気流に向かって延在する。本発明の別の実施形態では、航空機の筐体は、航空機胴体そのものであり、この場合、一体化ドレインマストは、客室内部および外部の流体の排出を可能にし、胴体の下方外側表面上に取り付けられている。 The fairing comprises a plurality of fairing fluid paths, each fairing fluid path being connected to each fluid path at the lower end of the tube section at its upper end. In this embodiment of the invention, each fairing fluid path is connected at its lower end to one of a plurality of fluid outlets located in the fairing section. In one embodiment of the integrated drain mast of the present invention, the aircraft housing comprises an aircraft engine cowl that surrounds the aircraft engine, and the self-supporting tube section is located within the area surrounded by the engine cowl. .. The fairing includes a flange that can be located substantially coplanar with the lower outer surface of the engine cowl, which extends outward from the engine cowl towards the airflow. In another embodiment of the invention, the aircraft housing is the aircraft fuselage itself, in which case the integrated drain mast allows drainage of fluid inside and outside the cabin and is mounted on the lower outer surface of the fuselage. Has been done.

好適な実施形態のいずれにおいても、航空機流体が初期段階で収集される、または発生する複数の上流液体導管が、チューブセクション内の各流体経路の上端部のうちの１つとそれぞれ接続される。チューブセクションの経路の上端部と、各流体導管の１つとの接続を可能にするために、チューブセクションの上端部は分岐構造を含んでおり、複数のチューブセクション経路が互いに分離して、関連する流体導管のそれぞれとの接続を容易にし、この場合、流体導管は、分岐構造によって入れ子状に伸縮自在に（テレスコピックに）受けられ、例えば、ろう付け、溶接、またはねじ接続などの機械的結合によって、各経路に接続される。チューブセクション内の流体経路は、例えば、特定の、関連する航空機エンジンコンポーネントに必要とされる、各流体源によって生成される可能性の高い流体量を収容するのに適したサイズであってもよい。 In any of the preferred embodiments, a plurality of upstream liquid conduits from which aircraft fluid is initially collected or generated are connected to one of the upper ends of each fluid path within the tube section, respectively. To allow the connection between the top of the tube section path and one of each fluid conduit, the top of the tube section contains a bifurcated structure, with multiple tube section paths separated from each other and associated with each other. It facilitates connection with each of the fluid conduits, in which case the fluid conduits are received in a nested manner (telescopically) by a bifurcated structure, for example by mechanical coupling such as brazing, welding, or threaded connections. , Connected to each route. The fluid path within the tube section may be of a size suitable for accommodating, for example, the amount of fluid likely to be produced by each fluid source required for a particular, associated aircraft engine component. ..

フェアリングは、空気力学的な前方面（ｌｅａｄｉｎｇｓｕｒｆａｃｅ）、後方面（ｔｒａｉｌｉｎｇｓｕｒｆａｃｅ）、および、反対側を向く側面を含む。フェアリングの１つの実施形態では、フェアリングの流体排出口は、フェアリングの両方の側面に位置している。１つの実施形態のフェアリングは、少なくとも１つの流体排出口のうちの１つと関連づけられた、少なくとも１つの流体用リッジ（ｆｌｕｉｄｒｉｄｇｅ）を含み、当該流体用リッジ（隆起）は、流体排出口の下縁（下方エッジ）に隣接して位置し、後方に向かって実質的に水平方向に、または、空気力学的に下方向に角度をつけて、フェアリング側部に沿って延在し、および、少なくとも１つの流体排出口の前縁の少なくとも一部に沿ってさらに延在する。その代わりに、液体排出部そのものが、ティアドロップ様または他の空気力学的形状をしていてもよい。本発明の一体化ドレインマスト構造のさらに別の実施形態では、フェアリングは、少なくとも１つの液体排出口と関連づいた少なくとも１つの溝を含み、当該溝は、各流体排出口の後縁から、後方に、フェアリングの側部に沿って、フェアリングの後方面に向かって延在する。 Fairings include aerodynamic leading surfaces, trailing surfaces, and opposite sides. In one embodiment of the fairing, the fluid outlets of the fairing are located on both sides of the fairing. The fairing of one embodiment comprises at least one fluid ridge associated with at least one of the fluid outlets, the fluid ridge of which is of the fluid outlet. Located adjacent to the lower edge (lower edge) and extending posteriorly substantially horizontally or aerodynamically downward along the fairing side and , Further extending along at least a portion of the anterior edge of at least one fluid outlet. Instead, the liquid outlet itself may have a teardrop-like or other aerodynamic shape. In yet another embodiment of the integrated drain mast structure of the present invention, the fairing comprises at least one groove associated with at least one liquid outlet, which groove is from the trailing edge of each fluid outlet. It extends posteriorly, along the sides of the fairing, towards the posterior surface of the fairing.

一体化ドレインマスト構造の別の実施形態では、複数の流体排出口が、フェアリングの片側にのみ配置され、フェアリングセクションの下方前縁からフェアリングの上方後縁に向かって、対角線上に方向づけられている。エンジンコンポーネントと関連付けられ、エンジンコンポーネントを特定する印が、１または複数の流体排出口に隣接して、任意で付されてもよい。 In another embodiment of the integrated drain mast structure, multiple fluid outlets are located on only one side of the fairing and are oriented diagonally from the lower front edge of the fairing section to the upper trailing edge of the fairing. Has been done. A mark associated with the engine component and identifying the engine component may optionally be placed adjacent to one or more fluid outlets.

先述の概要は例示的なものに過ぎず、限定を意図するものではない。上記の例示的態様、実施形態、および特徴であることに加え、詳細な説明、および付随する図面および請求項を参照することで、さらなる態様、実施形態および特徴が明白となろう。 The above outline is merely exemplary and is not intended to be limiting. In addition to the exemplary embodiments, embodiments, and features described above, further embodiments, embodiments, and features will become apparent by reference to the detailed description and accompanying drawings and claims.

本発明の理解をさらに促し、詳細な説明の一部を構成するために、付随する図面が提供される。これらの図面は本発明を説明するための実施形態と共に使用されるが、本発明に対する限定を構成するものではない。 Ancillary drawings are provided to further facilitate the understanding of the present invention and form part of a detailed description. These drawings are used with embodiments to illustrate the invention, but do not constitute a limitation to the invention.

図１は、本発明の１つの実施形態に従った、一体化ドレインマスト構造の斜視図であり、一体化ドレインマスト構造と、内部流体経路が備わったチューブセクションと、右側部に流体排出口とが備わったフェアリングとを図示している。 FIG. 1 is a perspective view of an integrated drain mast structure according to one embodiment of the present invention, with an integrated drain mast structure, a tube section provided with an internal fluid path, and a fluid outlet on the right side. Illustrated with a fairing equipped with.

図２は、本発明の一実施形態に従った、一体化ドレインマスト構造の斜視図であり、一体化ドレインマスト構造と、内部流体経路が備わったチューブセクションと、左側部に流体排出口が備わったフェアリングとを図示している。 FIG. 2 is a perspective view of an integrated drain mast structure according to an embodiment of the present invention, which includes an integrated drain mast structure, a tube section provided with an internal fluid path, and a fluid outlet on the left side. The fairing is illustrated.

図３は、本発明の一実施形態に従った、フェアリングの後縁の拡大後方立面図である。 FIG. 3 is an enlarged rear elevation view of the trailing edge of the fairing according to one embodiment of the present invention.

図４は、本発明の一実施形態に従った、フェアリングの前縁の拡大前方立面図である。 FIG. 4 is an enlarged front elevation view of the front edge of the fairing according to an embodiment of the present invention.

図５は、本発明の一実施形態に従った、図４の５−５線に沿った、矢印方向に見たチューブセクション内部を図示した断面図である。 FIG. 5 is a cross-sectional view illustrating the inside of the tube section as viewed in the direction of the arrow along line 5-5 of FIG. 4, according to an embodiment of the present invention.

図６は、本発明の一実施形態に従った、図４のフェアリングの左側立面図である。 FIG. 6 is a left elevation view of the fairing of FIG. 4 according to an embodiment of the present invention.

図７は、本発明の一実施形態に従った、図６の７−７線に沿った、矢印方向に見たチューブセクションの断片の断面図である。 FIG. 7 is a cross-sectional view of a fragment of a tube section viewed in the direction of the arrow along line 7-7 of FIG. 6, according to an embodiment of the present invention.

図８は、本発明の一実施形態に従った、フェアリングの左側立面図である。 FIG. 8 is a left elevation view of the fairing according to an embodiment of the present invention.

図９は、図８の実施形態の、図８の９−９線に沿った、矢印方向に見た、図８の実施形態の断片の断面図である。 FIG. 9 is a cross-sectional view of a fragment of the embodiment of FIG. 8 as viewed in the direction of the arrow along line 9-9 of FIG.

図１０は、図１の一体化ドレインマストの上面図である。 FIG. 10 is a top view of the integrated drain mast of FIG.

図１１は、図１の一体化ドレインマストの底面図である。 FIG. 11 is a bottom view of the integrated drain mast of FIG.

図１２は、本発明の一実施形態に従った、チューブ構造の上方部分の左側立面図である。 FIG. 12 is a left elevation view of the upper portion of the tube structure according to an embodiment of the present invention.

図１３は、本発明の実施形態に従った、流体導管とチューブセクション上方部の１つの経路との間の接続を図示し、図１２の１３−１３線に沿った、矢印方向に見た、部分的断面図である。 FIG. 13 illustrates the connection between the fluid conduit and one path above the tube section according to an embodiment of the invention, as seen in the direction of the arrow along lines 13-13 of FIG. It is a partial sectional view.

図１４は、本発明の実施形態に従った、フェアリングの一実施形態の、右側斜視図である。 FIG. 14 is a right perspective view of an embodiment of the fairing according to the embodiment of the present invention.

図１５は、本発明の実施形態に従った、フェアリングの一実施形態の、左側斜視図である。 FIG. 15 is a left perspective view of an embodiment of the fairing according to the embodiment of the present invention.

図１６は、本発明の実施形態に従った、図６の６−６線に沿った、矢印方向に見た、図１のフェアリングの正面立面の断面図である。 FIG. 16 is a cross-sectional view of the front elevation of the fairing of FIG. 1 as viewed in the direction of the arrow along lines 6-6 of FIG. 6, according to an embodiment of the present invention.

図１７は、本発明の実施形態に従った、図３の１７−１７線に沿った、矢印方向に見た、フェアリングの上面断面図である。 FIG. 17 is a top sectional view of the fairing as seen in the direction of the arrow along lines 17-17 of FIG. 3, according to an embodiment of the present invention.

図１８は、本発明の実施形態に従った、図４の１８−１８線に沿った、矢印方向に見た、フェアリングの底面断面図である。 FIG. 18 is a cross-sectional view of the bottom surface of the fairing as seen in the direction of the arrow along lines 18-18 of FIG. 4, according to an embodiment of the present invention.

図１９は、本発明の別の実施形態に従った一体化ドレインマスト構造の斜視図であり、具体的にはフェアリングの右側部に流体排出口がない状態を示している。 FIG. 19 is a perspective view of an integrated drain mast structure according to another embodiment of the present invention, specifically showing a state in which there is no fluid discharge port on the right side portion of the fairing.

図２０は、図１９の実施形態に従った一体化ドレインマスト構造の斜視図であり、具体的には、フェアリングの左側部にすべての流体排出口が位置する状態を示している。 FIG. 20 is a perspective view of the integrated drain mast structure according to the embodiment of FIG. 19, specifically, showing a state in which all fluid discharge ports are located on the left side portion of the fairing.

図２１は、図１９および２０の実施形態に従ったフェアリングの後方立面図である。 FIG. 21 is a rear elevation view of the fairing according to the embodiments of FIGS. 19 and 20.

図２２は、図１９および２０の実施形態に従ったフェアリングの前方立面図である。 FIG. 22 is a front elevation view of the fairing according to the embodiments of FIGS. 19 and 20.

図２３は、図１９および２０の実施形態に従ったフェアリングの左側立面図である。 FIG. 23 is a left elevation view of the fairing according to the embodiments of FIGS. 19 and 20.

図２４は、図１９および２０の実施形態に従ったフェアリングの底面図である。 FIG. 24 is a bottom view of the fairing according to the embodiments of FIGS. 19 and 20.

図２５は、図１９から２４の実施形態に従った、図２１の２５−２５線に沿った、矢印方向に見た、フェアリングの上面断面図である。 FIG. 25 is a top sectional view of the fairing as viewed in the direction of the arrow along lines 25-25 of FIG. 21 according to the embodiments of FIGS. 19 to 24.

図２６は、図１９から２４の実施形態に従った、図２２の２６−２６線に沿った、矢印方向に見た、フェアリングの底面断面図である。 FIG. 26 is a cross-sectional view of the bottom surface of the fairing as seen in the direction of the arrow along lines 26-26 of FIG. 22, according to the embodiments of FIGS. 19 to 24.

図２７は、本発明の別の実施形態に従った、図２３の２７−２７線に沿った、矢印方向に見た、フェアリングの後方立面断面図である。 FIG. 27 is a rear elevation sectional view of the fairing as seen in the direction of the arrow along lines 27-27 of FIG. 23, according to another embodiment of the present invention.

図２８は、図１９に従った一体化ドレインマスト構造の右側拡大透視図であり、具体的には、フェアリングの右側部に流体排出口がない状態を示している。 FIG. 28 is a right-side enlarged perspective view of the integrated drain mast structure according to FIG. 19, specifically, showing a state in which there is no fluid discharge port on the right side of the fairing.

図２９は、図２０の実施形態に従った一体化ドレインマスト構造の左側拡大透視図であり、具体的には、フェアリングの左側部に流体排出口が存在する状態を示している。 FIG. 29 is a left enlarged perspective view of the integrated drain mast structure according to the embodiment of FIG. 20, specifically, showing a state in which a fluid discharge port exists on the left side portion of the fairing.

本発明の複数の好適な実施形態が、付随する図面を参照しながら、以下に説明される。他の例では、説明を不必要に不明瞭にしないために、よく知られた方法および構造は詳細に説明されていない。本明細書で説明される実施形態は、本発明を説明および解説するためのみに提供され、本発明に限定を行うものではないことを認識すべきである。 A plurality of preferred embodiments of the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings. In other examples, well-known methods and structures are not described in detail so as not to unnecessarily obscure the description. It should be recognized that the embodiments described herein are provided solely for the purpose of explaining and explaining the invention and are not intended to limit the invention.

図１および図２は、本発明の一体化された設計のマスト構造４０の第１の実施形態を示しており、具体的には、軽量の自立式チューブセクション５０およびフェアリング６０が図示されている。チューブセクション５０は、航空機エンジンまたは胴体によって包囲された空間内に据え付けられることが意図されている。使用時、航空機のエンジンカウルの底部で、フェアリング６０が気流中に位置するように、航空機のエンジンカウルを通って延在する。チューブセクション５０は、チューブセクション５０の上端部５１から下端部５２に延在し、一般に整列された複数の流体経路５５（図５）を含む単一構造を備えている。実質的に空気力学的なフェアリング６０は、複数のフェアリング流体経路９０を含み（図１４−１８）、各フェアリング流体経路９０は、チューブセクリョン５０の対応する流体経路５５と動作可能に流体連結している。フェアリング６０は、前方面６１と、後方面６２と、右側壁部６３Ｒおよび左側壁部６３Ｌに沿って配置される流体排出口７０とを含んでいる。フェアリング取付フランジ６４が図１および２に示されている。チューブセクション５０およびフェアリング６０は、単一の一体化構造を備える。本明細書に図示される本発明の実施形態は、フェアリング６０を、実質的にティアドロップ形状を有するように描いているものの、他の空気力学的形状も本発明の範囲内であるとみなされる。さらに、本発明の一実施形態では、チューブセクションの振動および他の外力に対する構造抵抗をさらに強化する、凹部すなわち「砂時計」形状を創出するために、隣接する、チューブセクションの上端部に向かう流体経路と、チューブセクションの下端部に向かう流体経路とを分離している周壁が、チューブセクション５０’で示されるように、上記部分の間の領域における、隣接する流体経路を分離する各周壁よりも厚くなっている。 1 and 2 show a first embodiment of the integrated design mast structure 40 of the present invention, specifically a lightweight free-standing tube section 50 and fairing 60 are illustrated. There is. The tube section 50 is intended to be installed in a space enclosed by an aircraft engine or fuselage. In use, at the bottom of the aircraft engine cowl, the fairing 60 extends through the aircraft engine cowl so that it is located in the airflow. The tube section 50 extends from the upper end 51 to the lower end 52 of the tube section 50 and has a single structure that includes a plurality of generally aligned fluid paths 55 (FIG. 5). The substantially aerodynamic fairing 60 includes a plurality of fairing fluid paths 90 (FIGS. 14-18), each fairing fluid path 90 being operational with the corresponding fluid path 55 of the tube section 50. It is fluidly connected. The fairing 60 includes a front surface 61, a rear surface 62, and a fluid discharge port 70 arranged along the right side wall portion 63R and the left side wall portion 63L. The fairing mounting flange 64 is shown in FIGS. 1 and 2. The tube section 50 and fairing 60 have a single integrated structure. Although the embodiments of the invention illustrated herein depict the fairing 60 to have a substantially teardrop shape, other aerodynamic shapes are also considered to be within the scope of the invention. Is done. Further, in one embodiment of the invention, a fluid path towards the top of the adjacent tube section to create a recess or "hourglass" shape that further enhances the structural resistance of the tube section to vibration and other external forces. The perimeter wall separating the and the fluid path towards the lower end of the tube section is thicker than each perimeter wall separating adjacent fluid paths in the region between the sections, as indicated by tube section 50'. It has become.

本発明の好適な実施形態によれば、一体化ドレインマスト構造４０は、コンポーネントの数を最小化し、支持用マスト、ブラケットおよび締め具の必要性を省き、別の特定の航空機エンジンまたは胴体コンポーネントによって発生される振動および外力に耐え、容易かつ迅速に据え付け可能な、自立式で軽量の一体構造を提供するために付加的に製造されることが意図されている。具体的には、チューブセクション５０およびフェアリング６０は、チタンＴｉ−６Ａ１−４Ｖ（グレード５）、アルミニウム、またはクロムおよび鉄を含むニッケル合金であるＩｎｃｏｎｅｌ（インコネル、登録商標）といった金属から付加的に製造されることが好ましい。このように、付加的に製造された一体化ドレインマスト構造４０は、先行技術の従来設計と比較して、３３％もの重量を減らすと推定されている。 According to a preferred embodiment of the invention, the integrated drain mast structure 40 minimizes the number of components, eliminates the need for supporting masts, brackets and fasteners, and by another particular aircraft engine or fuselage component. It is intended to be additionally manufactured to provide a self-contained, lightweight integral structure that can withstand the vibrations and external forces generated and can be installed easily and quickly. Specifically, the tube section 50 and fairing 60 are additionally made from metals such as titanium Ti-6A1-4V (grade 5), aluminum, or Inconel, a nickel alloy containing chromium and iron. It is preferably manufactured. As described above, the additionally manufactured integrated drain mast structure 40 is estimated to reduce the weight by 33% as compared with the prior art prior art design.

流体導管８０ａから８０ｊ（集合的に流体導管８０と呼ばれる）は、チューブセクション５０の上端部５３で各流体経路に接続されている。流体導管８０ａから８０ｊの最上端部は、コネクタ８２のようなコネクタを介して、航空機エンジンコンポーネントと関連づいた１または複数の流体源と接続されるように構成されている。 Fluid conduits 80a to 80j (collectively referred to as fluid conduits 80) are connected to each fluid path at the upper end 53 of the tube section 50. The top ends of the fluid conduits 80a to 80j are configured to be connected to one or more fluid sources associated with the aircraft engine component via a connector such as the connector 82.

図３および図４は、それぞれ、フェアリング６０の後方立面図および前方立面図である。図１に示されるように、フェアリング６０は、実質的な鈍端形状または平坦形状であってもよい後方面６２を含んでいる。その代わりに、図１１に図示されているように、後方面６２は実質的に丸みを帯びた形状またはテーパ状形状であってもよい。前方面６１は、一般には曲線状かつ空気力学的形状である。 3 and 4 are a rear elevation and a front elevation of the fairing 60, respectively. As shown in FIG. 1, the fairing 60 includes a rear surface 62 that may be substantially blunt or flat. Instead, as illustrated in FIG. 11, the rear surface 62 may have a substantially rounded or tapered shape. The front surface 61 is generally curved and aerodynamically shaped.

図５に示されるように、各流体経路５５は、自立式チューブセクション５０の全長において実質的に等しい肉厚範囲である周壁５６を有し、各流体経路５５の周壁の少なくとも一部は、他の整列した流体経路５５の少なくとも１つの周壁５６と共有されている。各流体経路の周壁は、内壁５７および外面５８を含んでいる。よって、この自立式ドレインチューブセクション４０は、従来技術の設計で使用される、個別のドレインチューブおよび関連づいた支持構造、ブラケットおよび取付ハードウェアに取って代わる。チューブセクション５０は、１０の様々な内径の流体経路５５を有することが図示されており、各流体経路５５は、少なくとも２つの他の隣接する整列した流体経路と共有する周壁５６を有する。個々の流体経路５５は、特定の流体の排液ニーズの構成により異なる。図示される実施形態は、１０の流体経路を含んでいるが、本発明は、具体的なエンジン、または胴体における応用に応じて、それよりも少ない、または多い数の流体経路を含んで構成されてもよい。図示される実施形態において、流体経路５５は整列して構成されている。各経路５５は、関連づけられたエンジンコンポーネントから生成される流体を格納するようサイズが定められているが、経路５５および各周壁５６の構成は、飛行中に、チューブ構造に対して１または複数の特定の方向から付加され得る振動および外力に耐えるように、必要に応じて構成され得る、剛性の自立式支持構造を提供する働きがあることが認識されるであろう。同様に、チューブセクション５０の集合的な周囲形状、すなわち「外周」が、集合的な経路５５の寸法的ニーズにのみ順応するように最小化される。 As shown in FIG. 5, each fluid path 55 has a peripheral wall 56 having a wall thickness range substantially equal to the overall length of the free-standing tube section 50, and at least a part of the peripheral wall of each fluid path 55 is other. It is shared with at least one peripheral wall 56 of the aligned fluid path 55. The peripheral wall of each fluid path includes an inner wall 57 and an outer surface 58. Thus, this free-standing drain tube section 40 replaces the individual drain tubes and associated support structures, brackets and mounting hardware used in prior art designs. The tube section 50 is shown to have 10 fluid paths 55 of various inner diameters, each fluid path 55 having a peripheral wall 56 shared with at least two other adjacent aligned fluid paths. The individual fluid paths 55 will vary depending on the configuration of the drainage needs of the particular fluid. Although the illustrated embodiment comprises 10 fluid paths, the present invention is configured to include fewer or more fluid paths, depending on the particular engine or fuselage application. You may. In the illustrated embodiment, the fluid paths 55 are arranged and configured. Each path 55 is sized to contain fluid generated from the associated engine component, but the configuration of the path 55 and each perimeter wall 56 may be one or more with respect to the tubing structure during flight. It will be recognized that it serves to provide a rigid, free-standing support structure that can be configured as needed to withstand vibrations and external forces that may be applied from a particular direction. Similarly, the collective perimeter, or "outer circumference," of the tube section 50 is minimized to accommodate only the dimensional needs of the collective path 55.

図５および他の図面で図示される「共有された壁部」は、より少ない材料で形成されるとともに、追加的な、または別の支持ブラケットまたは取付具の必要性をさらに取り除いた、剛性な自立式構造の一連の経路５５を提供することが認識されるであろう。チューブセクション５０は、実質的に直線状セクションとして描かれているが、チューブセクション５０は、エンジンまたは胴体コンポーネントの据え付けおよび／または排液のニーズに順応するように、必要に応じて角度をつけて、または曲線状に形成されてもよい。 The "shared wall" illustrated in FIG. 5 and other drawings is rigid, made of less material and further eliminating the need for additional or separate support brackets or fittings. It will be recognized that it provides a series of paths 55 for self-supporting structures. Although the tube section 50 is depicted as a substantially straight section, the tube section 50 is angled as necessary to accommodate the installation and / or drainage needs of the engine or fuselage components. , Or may be formed in a curved shape.

図３、４、６−９で開示されているように、１つの好適な実施形態では、流体排出口７０が、フェアリング６０の両方の側部で、底部６７から頂部６６にかけて、および、前縁６１から後縁６２にかけて、斜め方向に互い違いの配置（スタッガード・ダイアゴナル配列、ｓｔａｇｇｅｒｅｄｄｉａｇｏｎａｌａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ）で、フェアリング６０の右側部６３Ｒおよび左側部６３Ｌの両方に配置されている。フェアリング６０の左右両方の側に沿って、斜め方向に互い違いの配置で流体排出口７０を配置することにより、単一の排出口からの漏出が、矢印Ａの方向に、下方に滴り落ちることを防止し、さらに、排出口７０が単に垂直配置である場合に発生しうる、別の流体排出口への流入の可能性を防止する。さらに、頂部６６から底部６５にかけて、流体排出口７０の位置を互い違いにすることで、いずれかの排出口からの流体漏出を検知し、他の排出口７０からの流体漏出と見分ける性能をさらに拡張できる。具体的には、排出口７０から発生する流体漏出は、航空機が飛行中、矢印Ｂで示されるように、フェアリング６０の後縁６２に向かって吹き飛ばされる。航空機が静止している間に排出口７０から発生する流体漏出は、多くの場合、矢印Ａの方向に、下方に向かって滴り落ち、その際、特定の１つの流体排出口７０に戻って追跡可能な線または筋を残す。従って、図示された構成は、どの流体排出口７０から１または複数の流体が発生したか、また、どのエンジンまたは胴体コンポーネントにメンテナンスまたは修理が必要か、検出する性能を拡張している。 As disclosed in FIGS. 3, 4, 6-9, in one preferred embodiment, fluid outlets 70 are located on both sides of the fairing 60, from bottom 67 to top 66, and in front. From the edge 61 to the trailing edge 62, the fairings 60 are arranged on both the right side 63R and the left side 63L in an obliquely staggered arrangement (staggered diagonal arrangement). By arranging the fluid outlets 70 in an obliquely staggered arrangement along both the left and right sides of the fairing 60, leakage from a single outlet drips downward in the direction of arrow A. And also prevent the possibility of inflow to another fluid outlet, which can occur if the outlet 70 is simply in a vertical arrangement. Further, by staggering the positions of the fluid discharge ports 70 from the top 66 to the bottom 65, the performance of detecting the fluid leakage from one of the discharge ports and distinguishing the fluid leakage from the other discharge ports 70 is further expanded. it can. Specifically, the fluid leak generated from the outlet 70 is blown toward the trailing edge 62 of the fairing 60, as indicated by the arrow B, during flight of the aircraft. Fluid leaks from the outlet 70 while the aircraft is stationary often drips downward in the direction of arrow A, and is then tracked back to one particular fluid outlet 70. Leave possible lines or streaks. Thus, the illustrated configuration enhances the ability to detect which fluid outlet 70 has generated one or more fluids and which engine or fuselage component needs maintenance or repair.

図６−９で強調されているように、１または複数の流体が漏出している可能性がある流体排出口７０を検出する性能をさらに拡張するために、フェアリング６０の左右両面６３Ｒおよび６３Ｒから外側方向に突出した流体用リッジ７１が備え付けられている。具体的には、流体用リッジ７１は、視覚検査でより容易に検出可能となるように、流体排出口７０から発生し得る、ごく少量の流体の収集を拡充するのに役立つ。 As highlighted in FIG. 6-9, the left and right sides 63R and 63R of the fairing 60 are further enhanced to further enhance the ability to detect fluid outlets 70 where one or more fluids may be leaking. A fluid ridge 71 projecting outward from the ridge 71 is provided. Specifically, the fluid ridge 71 helps to enhance the collection of very small amounts of fluid that can be generated from the fluid outlet 70 so that it can be more easily detected by visual inspection.

本発明のこの実施形態では、流体用リッジ７１は、各流体排出口７０の各下縁（下方エッジ）７４の直下に位置し、フェアリング６０の後方面に向かって延在している。各流体用リッジは、各流体排出口７０の前縁７３に沿って延在する前方セクション７０ａをさらに含んでいる。図１４で示される別実施形態では、各流体用リッジ７１は、７０ｂで、各流体排出口７０の上方に伸びる（スイープする）リッジに向かって、各流体排出口７０の前縁７３に沿って、さらに延在してもよく、流体の収集をさらに拡充するとともに、どの排出口から漏出が起こったか検出する性能、および、メンテナンスが必要な航空機エンジンコンポーネントを特定する性能を妨げ得る、隣接するリッジまたは流体排出口に流れる流体を防止する。流体用リッジ７１は、実質的な水平方向か、あるいは空気力学的な、下方向に角度がついた向きであってもよい。本発明の別の実施形態では、１または複数の流体排出口７０ｃは、図８に示されるような空気力学的形状であってもよい。 In this embodiment of the present invention, the fluid ridge 71 is located directly below each lower edge (lower edge) 74 of each fluid discharge port 70 and extends toward the rear surface of the fairing 60. Each fluid ridge further includes a front section 70a extending along the front edge 73 of each fluid outlet 70. In another embodiment shown in FIG. 14, each fluid ridge 71 is at 70b, towards a ridge extending (sweeping) above each fluid outlet 70, along the front edge 73 of each fluid outlet 70. Adjacent ridges, which may be extended further, can further enhance fluid collection and interfere with the ability to detect from which outlet a leak occurred and to identify aircraft engine components that require maintenance. Or prevent the fluid from flowing to the fluid outlet. The fluid ridge 71 may be in a substantially horizontal or aerodynamic, downwardly angled orientation. In another embodiment of the invention, the one or more fluid outlets 70c may have an aerodynamic shape as shown in FIG.

図８および９はフェアリング６０のさらなる実施形態を具体的に示しており、各流体排出口７０の前縁からフェアリング６０の後方面６２に向かって、チャネル７５が延在しており、それによって、任意の単一の流体排出口７０から発生し得るごく少量の流体の収集および保持を促進し、漏出流体を視覚的に検出する性能、および、点検またはメンテナンスを必要とする関連づけられたエンジンまたは胴体コンポーネントを視覚的に特定する性能を拡張する。ある実施形態では、各排出口７０に関連付けられたエンジンコンポーネントまたはシステムを具体的に検出および特定するために、独自の印、すなわちコード７６が隣接する各流体排出口７０に形成されてもよい。 8 and 9 specifically illustrates a further embodiment of the fairing 60, wherein the channel 75 extends from the front edge of each fluid outlet 70 towards the rear surface 62 of the fairing 60. By facilitating the collection and retention of very small amounts of fluid that can occur from any single fluid outlet 70, the ability to visually detect leaked fluids, and associated engines that require inspection or maintenance. Or extend the ability to visually identify fuselage components. In certain embodiments, a unique mark, ie code 76, may be formed on each adjacent fluid outlet 70 to specifically detect and identify the engine component or system associated with each outlet 70.

図１０および１１は、本発明の一体化ドレインマスト構造の一実施形態の上面図および底面図であり、流体排出口７０がフェアリング６０の左側部６３Ｌおよび右側部６３Ｒの両方に備わっている。図１０は、流体導管が接続される航空機エンジンまたは胴体に近接して配置された、自由端を有する流体導管８０の構成を示している。流体導管８０は、型によって一般に位置が異なる航空機エンジンまたは胴体を格納またはそれらに接続するように、必要に応じて別の構造で配置されてもよいことは認識されるであろう。さらに、排水のために接続される各コンポーネントおよび関連する流体の特性やタイプに応じて、可変直径の流体導管が使用されてもよい。本発明の一実施形態では、流体導管８０は、直径１／４インチ（０．６３５ｃｍ）から３／４インチ（１．９０５ｃｍ）の範囲である。図１１は、空気力学的形状のフェアリング６０、および、前方面６１および後方面６２、ならびに、フェアリング６０の左側部６３Ｌおよび右側部６３Ｒ上の流体用リッジ７０の位置７１を示している。航空機が空中を移動する際、１または複数の流体排出口からの流体漏出は、フェアリング６０の後縁６２方向に押し付けられることは認識されるであろう。 10 and 11 are a top view and a bottom view of an embodiment of the integrated drain mast structure of the present invention, in which a fluid discharge port 70 is provided on both the left side 63L and the right side 63R of the fairing 60. FIG. 10 shows the configuration of a fluid conduit 80 with a free end located in close proximity to an aircraft engine or fuselage to which the fluid conduit is connected. It will be appreciated that the fluid conduit 80 may be arranged in different structures as needed to accommodate or connect to aircraft engines or fuselage that are generally in different positions depending on the type. In addition, variable diameter fluid conduits may be used, depending on the properties and types of each component and associated fluid connected for drainage. In one embodiment of the invention, the fluid conduit 80 ranges from 1/4 inch (0.635 cm) to 3/4 inch (1.905 cm) in diameter. FIG. 11 shows the aerodynamically shaped fairing 60, the front and rear surfaces 62, and the position 71 of the fluid ridge 70 on the left side 63L and right side 63R of the fairing 60. It will be recognized that as the aircraft travels through the air, fluid leaks from one or more fluid outlets will be pushed towards the trailing edge 62 of the fairing 60.

図１２は、分岐セクション５３を示したチューブセクション５０の頂部５１の側部立面図である。図示されているように、各経路５５の外側の周壁５６は、各経路の周壁５６がもはや互いに共有されないように、チューブセクション５０の中心軸から外側方向に延在している。図１３に示されるように、各第１端部の最上端は、流体導管８０を入れ子状に伸縮自在に受けるのに使用されるカラー５４を含む。チューブセクション５０の上端部の分岐セクション５３における、外に広がった構成は、例えば、ろう付け、溶接、またはねじ切りなどの機械的結合によって、個々の流体導管８０ａから８０ｊと、各流体導管経路５５との拘束接続を容易にする役割を果たす。この構成は、各エンジンまたは胴体コンポーネントに位置する上端部から、それぞれがチューブセクション５０の各流体経路と結合する下端部へと各流体導管８０を経路決めすることをさらに支援および最適化する。 FIG. 12 is a side elevation view of the top 51 of the tube section 50 showing the branch section 53. As shown, the outer peripheral walls 56 of each path 55 extend outward from the central axis of the tube section 50 so that the peripheral walls 56 of each path are no longer shared with each other. As shown in FIG. 13, the uppermost end of each first end contains a collar 54 used to receive the fluid conduit 80 in a nested manner. The outwardly extended configuration in the branch section 53 at the upper end of the tube section 50 is with the individual fluid conduits 80a to 80j and with each fluid conduit path 55, for example by mechanical coupling such as brazing, welding, or threading. Plays a role in facilitating restraint connections. This configuration further assists and optimizes the routing of each fluid conduit 80 from the upper end located on each engine or fuselage component to the lower end, each coupling with each fluid path in the tube section 50.

図１４はフェアリング６０の右側部６３Ｒの拡大透視図である。フェアリング６０は、前方面６１および後方面６２を含み、この実施形態では、一般にテーパ状または丸みを帯びた構成をしている。 FIG. 14 is an enlarged perspective view of the right side portion 63R of the fairing 60. The fairing 60 includes a front surface 61 and a rear surface 62, and in this embodiment, it generally has a tapered or rounded configuration.

フェアリング６０は、チューブセクション５０の一般に整列された複数の流体経路の各経路が、各フェアリングドレインチューブ９０（図１６）に接続および流体連結するように、チューブセクション５０と一体的に形成されており、当該フェアリングドレインチューブ９０は、フェアリング６０の左側部６３Ｌおよび右側部６３Ｒの外側面上に形成された各流体排出口７０に延びている。チューブセクション５０およびフェアリング６０は、単一の一体化された均一構造を形成するように付加的に製造されることが好ましい。フェアリング６０は、フェアリングフランジ６４およびフェアリング流体経路９０を含んでいる。本発明によると、フェアリング６０は、流体経路９０および排出口７０が形成される実質的に剛性の構成を備えておらず、その代わりに、図１６−１８に見られる空隙６５の存在によって確認されるように、実質的に軽量の中空構造を備えている。フェアリングフランジ６４は、実質的に同一平面上の配置で、エンジンカウルまたは胴体の外側面に固定される。図１４および１５は、フェアリング６０の右側および左側の両方に、先述の流体用リッジ７１をそれぞれが有する流体排出口７０が位置する、本発明の一実施形態を示している。 The fairing 60 is formed integrally with the tube section 50 such that each of the generally aligned fluid paths of the tube section 50 is connected and fluid connected to each fairing drain tube 90 (FIG. 16). The fairing drain tube 90 extends to each fluid discharge port 70 formed on the outer surface of the left side portion 63L and the right side portion 63R of the fairing 60. The tube section 50 and fairing 60 are preferably additionally manufactured to form a single integrated uniform structure. The fairing 60 includes a fairing flange 64 and a fairing fluid path 90. According to the present invention, the fairing 60 does not have a substantially rigid configuration in which the fluid path 90 and the outlet 70 are formed, but instead is confirmed by the presence of voids 65 as seen in FIGS. 16-18. As such, it has a substantially lightweight hollow structure. The fairing flange 64 is fixed to the outer surface of the engine cowl or fuselage in a substantially coplanar arrangement. 14 and 15 show an embodiment of the present invention in which fluid outlets 70, each of which has the aforementioned fluid ridge 71, are located on both the right and left sides of the fairing 60.

図１６は、フェアリング６０の断面視であり、図６の１６−１６線でのチューブセクション５０の一部を示している。図５に示される各流体経路５５の断面は、一般に略円形断面であるが、それぞれの対応するフェアリング流体ドレインチューブの断面形状は、必ずしも円形断面でなくてもいいことが認識されるであろう。各フェアリング流体ドレインチューブが実質的な垂直方向から実質的な水平方向に移行する際、具体的には、先述のとおり、フェアリング６０の各側部に沿った各流体排出口７０の互い違いの配置を実現するように経路決めする際に、円形断面形状が変更されてもよい。図１６は、フェアリング６０の構成と、内部に位置するフェアリング流体ドレインチューブ９０と、フェアリング６０を画定する内部空間内の空隙６５の存在とをさらに示しており、これらはすべて質量を最小限に抑え、顕著な軽量化を実現することを目的としている。 FIG. 16 is a cross-sectional view of the fairing 60, showing a portion of the tube section 50 at line 16-16 of FIG. Although the cross section of each fluid path 55 shown in FIG. 5 is generally a substantially circular cross section, it is recognized that the cross-sectional shape of each corresponding fairing fluid drain tube does not necessarily have to be a circular cross section. Let's go. When each fairing fluid drain tube transitions from a substantially vertical direction to a substantially horizontal direction, specifically, as described above, the staggered outlets 70 of each fluid outlet 70 along each side of the fairing 60. The circular cross-sectional shape may be modified when routing to achieve placement. FIG. 16 further shows the configuration of the fairing 60, the internally located fairing fluid drain tube 90, and the presence of voids 65 in the interior space defining the fairing 60, all of which minimize mass. The purpose is to limit the weight and achieve remarkable weight reduction.

図１７および１８は、それぞれ、図３の１７−１７線、図４の１８−１８線における断面図である。具体的には、図１７は、フェアリング流体経路９０がチューブセクション流体経路５５からフェアリング６０に向かって移行する際の、フェアリング流体経路９０の最上端部の実質的に垂直な部分を示している。最上端部に位置する２つの対抗する流体排出口７０に関連づけられたフェアリング流体ドレイン経路９０は、これら２つの経路の、外側の排出口の向きへの移行を反映して、実質的に非円形断面を有するように示されている。各フェアリング流体ドレインチューブ９０の断面積は、一般に非円形断面を有しているが、それらが対応する流体経路５５の断面積と実質的に等しい。図１６にさらに示されているように、各フェアリング流体経路９０がそれぞれの流体排出口７０に経路決めし、もはや壁部を共有しない状態になる際に、各フェアリング流体経路９０は、他の隣接するフェアリング流体経路９０からそれぞれが分離する、実質的に等しい厚さ範囲の周囲面９２を有する。図１８は、フェアリング６０内の複数のフェアリング流体経路９０および配置および配向、おならびに、フェアリング６０の反対側を向く側部６３Ｌおよび６３Ｒ上のそれらの各流体排出口７０の位置をさらに示している。 17 and 18 are cross-sectional views taken along the line 17-17 of FIG. 3 and line 18-18 of FIG. 4, respectively. Specifically, FIG. 17 shows a substantially vertical portion of the topmost end of the fairing fluid path 90 as the fairing fluid path 90 transitions from the tube section fluid path 55 towards the fairing 60. ing. The fairing fluid drain path 90 associated with the two opposing fluid outlets 70 located at the topmost point is substantially non-reflecting the transition of these two paths towards the outer outlet. It is shown to have a circular cross section. The cross-sectional area of each fairing fluid drain tube 90 generally has a non-circular cross section, but is substantially equal to the cross-sectional area of the corresponding fluid path 55. As further shown in FIG. 16, when each fairing fluid path 90 is routed to its own fluid outlet 70 and no longer shares a wall, each fairing fluid path 90 is other. It has a perimeter surface 92 of substantially equal thickness range, each separated from the adjacent fairing fluid paths 90 of the. FIG. 18 further shows the plurality of fairing fluid paths 90 and arrangements and orientations within the fairing 60, as well as the location of each of those fluid outlets 70 on the opposite sides of the fairing 60, 63L and 63R. Shown.

図１９−２９は、本発明の一体化ドレインマスト構造の別の実施形態を示しており、航空機を点検する地上要員が、誤ってフェアリング１１０の片側のみを点検し、視覚に入らないフェアリング側部の流体排出口１２０からの流体漏出を見落としうるリスクを最小限に抑えるため、すべての流体排出口１２０がフェアリング１１０の片側に位置している。先述の実施形態と共通する要素には、同一の参照番号が振られている。 FIG. 19-29 shows another embodiment of the integrated drain mast structure of the present invention, in which a ground personnel inspecting an aircraft accidentally inspects only one side of the fairing 110 and is invisible to the fairing. All fluid outlets 120 are located on one side of the fairing 110 to minimize the risk of overlooking fluid leaks from the side fluid outlets 120. The same reference numbers are assigned to the elements common to the above-described embodiments.

図１９および２０は、本発明の一体化ドレインマスト構造の別の実施形態を示しており、すべての流体排出口１２０がフェアリング１１０の片側１１３Ｌにのみ位置している。実質的に空気力学的なフェアリング１１０は、前方面１１１、後方面１１２、左側部１１３Ｌおよび右側部１１３Ｒをそれぞれ含む。フェアリング１１０は取付フランジ１１４をさらに含み、当該取付フランジ１１４は、一体化ドレインマスト構造の航空機のエンジンカウルまたは胴体への取り付けを容易にする。図２１−２３はフェアリング１１０の、別の実施形態の前後および左側の立面図を示している。 19 and 20 show another embodiment of the integrated drain mast structure of the present invention, with all fluid outlets 120 located only on one side 113L of the fairing 110. The substantially aerodynamic fairing 110 includes a front surface 111, a rear surface 112, a left side 113L and a right side 113R, respectively. The fairing 110 further includes a mounting flange 114, which facilitates mounting on the engine cowl or fuselage of an aircraft with an integrated drain mast structure. 21-23 show front-back and left-side elevations of another embodiment of the fairing 110.

図２１−２３，２８，２９で開示されるように、流体排出口１２０は、フェアリング１１０の底部１１７から頂部１１６、および前縁１１１から後縁１１２にかけて、斜め方向の互い違いの配置で、フェアリング１１０の左側部１１３Ｌにのみ配置されている。フェアリング１１０の左側部１１３Ｌのみに、斜め方向に互い違いに流体排出口１２０を配置することにより、単一の排出口からの漏出が、矢印Ａの方向に、下方に滴り落ちることを防止し、さらに、排出口１２０が単に垂直配置である場合に発生し得る、別の流体排出口への流入の可能性を防止する。さらに、底部１１７から頂部１１６および前縁１１１から後縁１１２にかけて、流体排出口１２０の位置を交互にすることで、いずれか１つの排出口１２０からの流体漏出を検知し、他の排出口１２０からの流体漏出と見分ける性能をさらに拡張でき、このことは、多数の排出口１２０が必要な場合に、特に有益である。具体的には、排出口１２０から発生する流体漏出は、航空機が飛行中、矢印Ｂで示されるように、フェアリング１２０の後縁１１２に向かって吹き飛ばされる。航空機が静止している間に排出口１２０から発生する流体漏出は、多くの場合、矢印Ａの方向に、下方に向かって滴り落ち、その際、特定の１つの流体排出口１２０に戻って追跡可能な線または筋を残す。従って、図示された構成は、どの流体排出口１２０から、１または複数の流体が発生したか、また、どのエンジンまたは胴体コンポーネントにメンテナンスまたは修理が必要か、検出する性能を拡張している。 As disclosed in FIGS. 21-23, 28, 29, the fluid outlets 120 are faired in an obliquely staggered arrangement from the bottom 117 to the top 116 of the fairing 110 and from the front edge 111 to the trailing edge 112. It is arranged only on the left side portion 113L of the ring 110. By arranging the fluid discharge ports 120 in an oblique direction only on the left side portion 113L of the fairing 110, leakage from a single discharge port is prevented from dripping downward in the direction of arrow A. In addition, it prevents the possibility of inflow to another fluid outlet, which can occur if the outlet 120 is simply in a vertical arrangement. Further, by alternating the positions of the fluid discharge ports 120 from the bottom 117 to the top 116 and from the front edge 111 to the trailing edge 112, fluid leakage from any one discharge port 120 is detected, and the other discharge port 120 is detected. The ability to distinguish from fluid leaks from is further extended, which is especially beneficial when a large number of outlets 120 are required. Specifically, the fluid leak generated from the outlet 120 is blown towards the trailing edge 112 of the fairing 120, as indicated by the arrow B, during flight of the aircraft. Fluid leaks from the outlet 120 while the aircraft is stationary often drips downward in the direction of arrow A, and is then tracked back to one particular fluid outlet 120. Leave possible lines or streaks. Thus, the illustrated configuration enhances the ability to detect from which fluid outlet 120 one or more fluids are generated and which engine or fuselage components require maintenance or repair.

どの流体排出口１２０から１または複数の流体が漏出したかを検出する性能をさらに拡張するために、流体用リッジ１２１がフェアリング１２０の左側部６３Ｌから外側方向に突出しており、より容易に視覚検査で検出可能となるように、流体排出口１２０から発生し得る、ごく少量の流体の収集を拡充するよう機能する。先の実施形態でも開示されているように、流体用リッジ１２１は、各流体排出口１２０の各下方端１１８の直下に位置し、フェアリング１２０の後方面に向かって延在している。各流体用リッジ１２１は、各流体排出口１２０の前縁１１９に沿って延在する前方セクション１１０ａをさらに含んでいる。別の実施形態では、各流体用リッジ１２１は、各流体排出口１２０の上方端部に向かう突起延長部１１０ｂで、各流体排出口１２０の前縁に沿って、さらに延在してもよく、流体の収集をさらに拡充するとともに、どの排出口から漏出が起こったか検出する性能、および、メンテナンスが必要な航空機エンジンコンポーネントを特定する性能を妨げ得る、隣接するリッジまたは流体排出口に流れる流体を防止する。ある単体の流体排出口７０から発生し得るごく少量の流体の収集および保持を促進し、漏出流体を視覚的に検出する性能、および、点検またはメンテナンスを必要とする関連づけられたエンジンまたは胴体コンポーネントを視覚的に特定する性能を拡張するために、フェアリング１１０は、各流体排出口１２０の前縁からフェアリング１１０の後方面に向かって延在するチャネルを追加的に含んでもよい（図８および図９）。 To further enhance the ability to detect which fluid outlet 120 one or more fluids have leaked, the fluid ridge 121 projects outward from the left side 63L of the fairing 120 for easier visual inspection. It functions to enhance the collection of very small amounts of fluid that can be generated from the fluid outlet 120 so that it can be detected by inspection. As also disclosed in the previous embodiment, the fluid ridge 121 is located just below each lower end 118 of each fluid outlet 120 and extends towards the rear surface of the fairing 120. Each fluid ridge 121 further includes a front section 110a extending along the front edge 119 of each fluid outlet 120. In another embodiment, each fluid ridge 121 may extend further along the front edge of each fluid discharge port 120 at a protrusion extension 110b towards the upper end of each fluid discharge port 120. Further expand fluid collection and prevent fluid flow to adjacent ridges or fluid outlets that can interfere with the ability to detect leaks from which outlets and identify aircraft engine components that require maintenance. To do. Facilitates the collection and retention of very small amounts of fluid that can occur from a single fluid outlet 70, the ability to visually detect leaked fluid, and associated engine or fuselage components that require inspection or maintenance. To enhance visually identifying performance, the fairing 110 may additionally include a channel extending from the front edge of each fluid outlet 120 towards the rear surface of the fairing 110 (FIG. 8 and FIG. 8 and FIG. 9).

図２４は、図１９および図２０の一体化ドレインマスト構造の別の実施形態の底面図であり、フェアリング１１０の左側部１１３Ｌのみに流体用リッジ１２１が位置している。 FIG. 24 is a bottom view of another embodiment of the integrated drain mast structure of FIGS. 19 and 20, in which the fluid ridge 121 is located only on the left side 113L of the fairing 110.

図２５および図２６は、フェアリング１１０の断面図であり、フェアリング流体経路１３０の垂直方向の整列部分が、チューブセクションの流体経路１５５から、フェアリング１１０に移行し、流体排出口１２０で左側部１１３Ｌから脱出する際の、フェアリング流体経路１３０の垂直方向の整列部分を図示している。図２６はフェアリング１１０内のフェアリング流体経路１３０の配置および向き、ならびに、フェアリング１１０の１１３Ｌの側に位置する各流体排出口１２０をさらに図示している。 25 and 26 are cross-sectional views of the fairing 110, where the vertically aligned portion of the fairing fluid path 130 transitions from the fluid path 155 of the tube section to the fairing 110 and is on the left side of the fluid outlet 120. The vertically aligned portion of the fairing fluid path 130 when escaping from the portion 113L is illustrated. FIG. 26 further illustrates the placement and orientation of the fairing fluid paths 130 within the fairing 110, as well as each fluid outlet 120 located on the 113L side of the fairing 110.

図２７は、フェアリング１１０の断面であって、図２３の２７−２７線のチューブセクション１５５の一部であり、フェアリング１１０の構造、内部に位置するフェアリング流体チューブ１３０、および、フェアリング１１０を画定する内部空間の空隙１１５の存在を示している。 27 is a cross section of the fairing 110, which is part of the tube section 155 of lines 27-27 of FIG. 23, the structure of the fairing 110, the internally located fairing fluid tube 130, and the fairing. It shows the presence of a void 115 in the interior space that defines 110.

図２８および図２９は、フェアリング１１０の底部１１７から頂部１１６、および前縁１１１から後縁１１２にかけて、斜め方向の互い違いの配置で、フェアリング１１０の左側部１１３Ｌにのみ配置された流体排出口１２０を開示している。先述のとおり、流体排出口１２０の位置を斜め方向の互い違いの配置にすることで、いずれか１つの排出口１２０からの流体漏出を検知し、他の排出口１２０からの流体漏出と見分ける性能をさらに拡張でき、多数の排出口１２０が必要な場合に、特に有益である。 28 and 29 show a fluid discharge port arranged only on the left side 113L of the fairing 110 in an obliquely staggered arrangement from the bottom 117 to the top 116 of the fairing 110 and from the front edge 111 to the trailing edge 112. 120 is disclosed. As described above, by staggering the positions of the fluid discharge ports 120 in the diagonal direction, the performance of detecting the fluid leakage from any one discharge port 120 and distinguishing it from the fluid leakage from the other discharge ports 120 can be obtained. It can be further expanded and is especially useful when a large number of outlets 120 are required.

本発明は、航空機全体における据え付けを容易化および促進するために、完全に一体化したドレインマスト構造４０、１００、および、関連する流体導管の準備組み立てを可能にする。 The present invention allows the pre-assembly of fully integrated drain mast structures 40, 100 and associated fluid conduits to facilitate and facilitate installation throughout the aircraft.

本発明は航空機エンジンコンポーネントから排出される流体の文脈において強調されているが、本発明は、客室の内部および外部両方における、航空機の加圧される胴体内に配置されたコンポーネントおよびシステムから流体を排出または放出するために、同様に適用されてもよい。例えば、本明細書で開示される本発明は、航空機のシンク排水管、および／または貯氷庫からの水を収集および排水するように構成されてもよい。 Although the invention is emphasized in the context of fluids expelled from aircraft engine components, the invention draws fluids from components and systems located inside the pressurized fuselage of an aircraft, both inside and outside the cabin. It may be applied as well for discharge or release. For example, the invention disclosed herein may be configured to collect and drain water from an aircraft sink drain and / or ice storage.

本明細書で様々な態様および実施が開示されているが、他の態様および実施が当業者にとって明らかであろう。本明細書で開示された様々な態様、実施形態および実施は例示を目的としており、限定を意図しておらず、真の特許請求の範囲は、以下の請求項によって示され、かかる請求項がその権利を付与する同等物の完全な特許請求の範囲も含まれる。さらに、本明細書で使用される専門用語は、特定の実施を説明することのみを目的とし、限定を意図するものではない。本発明の趣旨から逸脱しない修正、同等物との置換、または実施形態の改良は本発明の権利保護の範囲内であるとみなされるべきである。 Various aspects and practices are disclosed herein, but other aspects and practices will be apparent to those skilled in the art. The various aspects, embodiments and practices disclosed herein are for purposes of illustration only and are not intended to be limiting, and the true claims are set forth by the following claims. It also includes the full claims of the equivalent granting that right. Moreover, the terminology used herein is for the sole purpose of describing a particular practice and is not intended to be limiting. Modifications, replacements with equivalents, or improvements to embodiments that do not deviate from the spirit of the invention should be considered within the scope of protection of the rights of the invention.

Claims

An integrated drain mast structure that drains fluid from the aircraft housing
A self-supporting tube section for placement in an aircraft, said tube section comprising a plurality of generally aligned fluid paths extending from the upper end of the tube section to the lower end of the tube section. Equipped with a free-standing tube section
Each fluid path has a perimeter, at least a portion of said perimeter, sharing a portion of the perimeter of at least one other aligned fluid path.
Each of the fluid paths is separated from the adjacent fluid path by a peripheral wall having substantially the same thickness at each lateral position throughout the free-standing tube section.
The upper end of each fluid path in the tube section is configured to be fluid connected to one or more fluid sources.
Along with being placed in the air stream, each fairing fluid path has a substantially aerodynamic fairing to include multiple fairing fluid paths, each fairing fluid path at its upper end, with a respective fluid path in the tube section. At the lower end of the fairing and at its lower end, it is connected to each fluid outlet located at the fairing.
The cross-sectional shape of the free-standing tube section is substantially the total width of the pre-generally aligned fluid paths and their respective peripheral walls so as to minimize the cross-sectional shape at each lateral position along the tube section. It corresponds,
An integrated drain mast structure, wherein the tube section and the fairing have a single integrated structure.

The integrated drain mast structure according to claim 1, wherein the aircraft housing includes an aircraft engine cowl that surrounds the aircraft engine.

The integrated drain mast structure according to claim 2, wherein the self-supporting tube section is located at the lower end of an area completely surrounded by the engine cowl in the aircraft engine.

The integrated drain mast structure according to claim 2, wherein the fairing extends from the engine cowl toward the air flow.

The integrated drain mast structure according to claim 1, wherein the aircraft housing includes an aircraft fuselage.

The integration according to claim 1, further comprising a plurality of fluid conduits at one end connected to the upper end of each fluid path in the tube section and at the other end connected to one or more aircraft components. Drain mast structure.

The integrated drain mast structure of claim 6, wherein the upper end of the tube section comprises a bifurcated structure having a plurality of separate paths to facilitate connection with each of the associated fluid conduits.

The integrated drain mast structure according to claim 7, wherein the fluid conduit is received by the branch structure in a nested manner and is connected to the branch structure by brazing.

The integrated drain mast structure according to claim 7, wherein the fluid conduit is received in a nested manner by the branch structure and is connected to the branch structure by welding.

The integrated drain mast structure according to claim 7, wherein the fluid conduit is received by the branch structure in a nested manner and is connected to the branch structure by mechanical coupling.

The integrated drain mast structure according to claim 1, wherein each peripheral wall separating the adjacent fluid paths has substantially the same thickness in the longitudinal direction throughout the free-standing tube structure.

At least some lateral thickness of each peripheral wall separating the adjacent fluid paths towards the upper end of the tube section and the lower end of the tube section is the adjacent fluid in the region between them. The integrated drain mast structure according to claim 1, which is thicker than at least some lateral thicknesses of the respective peripheral walls that separate the paths.

The integrated drain mast structure according to claim 1, wherein the fairing includes a front surface, a rear surface, and an opposite aerodynamic surface located between them.

The integrated drain mast structure according to claim 13, wherein at least some of the fluid outlets are located on both sides of the fairing.

The fairing comprises at least one ridge associated with at least one fluid outlet, the at least one ridge being located adjacent to the lower edge of the at least one fluid outlet and said fairing. The integrated drain mast structure according to claim 13, which extends along at least one side surface of the ring toward the rear surface.

The integrated drain mast structure according to claim 15, wherein the ridge extends from at least a part of the front edge of the at least one fluid discharge port to the periphery thereof.

The fairing includes at least one groove associated with the at least one liquid outlet, the at least one groove towards the rear surface from the trailing edge of the at least one fluid outlet. The integrated drain mast structure according to claim 13, which extends along at least one side surface of the above.

The fluid outlet is located on one side of the fairing and is oriented obliquely from the lower front edge of the fairing section toward the upper trailing edge of the fairing. Item 1. The integrated drain mast structure according to item 1.

The integrated drain mast structure according to claim 1, wherein the at least one fluid outlet includes a mark associated with the aircraft component and located adjacent to the fluid outlet.

The integrated drain mast structure according to claim 2, wherein the fairing includes a flange arranged substantially in the same plane as the outer surface of the engine cowl.

The integrated drain mast structure according to claim 2, wherein the fairing includes a flange arranged substantially in the same plane as the outer surface of the aircraft fuselage.

The integrated drain mast structure of claim 1, wherein the fluid path within the tube section has an individual size to accommodate the amount of fluid that can be produced by the associated aircraft engine component.

The plurality of fluid paths within the tube section are oriented relative to each other so as to increase the structural resistance of the tube section to external forces that may be applied to the tube section when the aircraft is in flight. The integrated drain mast structure according to claim 1.

The integrated drain mast structure according to claim 1, wherein the tube section and the fairing section are additionally manufactured so as to simultaneously form a single integrated, uniform structure.

A drain mast that drains fluid from an aircraft turbine engine
A self-supporting tube section that is located within an aircraft engine and is to be surrounded by an engine cowl, the tube section being a generally aligned fluid extending from the upper end to the lower end of the tube section. With a free-standing tube section, including a path,
Each fluid path has a peripheral surface, at least a portion of the peripheral surface shares a portion of the peripheral surface of adjacent and aligned fluid paths, and the upper end of each fluid path is one or more turbine engines. Configured to fluidly connect with components
A substantially aerodynamic fairing extending from the outer surface of the aircraft engine cowl, the fairing being connected to each fluid path at one end and located at the fairing at the other end. With fairings connected to each of the multiple fluid outlets,
The cross-sectional shape of the free-standing tube section is the sum of the generally aligned fluid paths and their respective lateral peripheral walls so as to minimize the cross-sectional shape at each position along the tube section. A drain mast that substantially corresponds to the width.